旋转弯曲载荷作用下管接头螺纹连接松动现象试验研究

螺纹连接松动被认为是导致管接头密封性能衰退的因素之一,但工程中缺少证明该观点的试验数据.本文基于HB 6442-90规定的旋转弯曲疲劳试验方法,以74°锥面管接头为研究对象,验证了往复载荷作用下管接头的螺纹连接可能出现松动并导致管接头密封性能逐渐衰退.本文还对传统的管接头进行了改进,引入了一种新型防松螺纹,通过试验验证...     

大展弦比飞机模型边界层转捩模拟技术

针对大展弦比飞机模型高速风洞试验需求,进行了边界层转捩模拟技术研究.研究表明:与传统的金刚砂粗糙带相比,柱状转捩带具有粘贴牢靠、可操作性强等优势,已经推广应用于大展弦比飞机模型高速风洞试验;边界层转捩对大展弦比飞机模型气动特性有重要影响,不仅影响阻力,而且对升力与俯仰力矩均有明显影响;在目前国内低雷诺数风洞条件下建议在边界层固定转捩条件下进行风洞试验,以提高风洞试验精度.     

空桶燃烧室内连续旋转爆震的稳定性分析

在空桶燃烧室中开展了不同流量下（142.7～493.9 g/s）的连续旋转爆震试验。流量为493.9 g/s时，爆震波的传播速度接近Chapman-Jouguet(CJ)理论参考值。随着流量的减小，爆震波的传播速度和压力逐渐降低。当流量降至142.7 g/s，爆震波演化为双波模态，并伴有熄灭-再起爆现象。而且，爆震波的压力和速度周期性波动，平均传播速度仅为76.8%的CJ爆震速度。随后，采用非线性时间序列分析法讨论了不同工况下爆震波的稳定性。结果表明：流量大于300 g/s时，燃烧室的高频压力序列在相空间中的吸引子收敛为极限环模式。减小流量后导致吸引子趋于混乱，表明爆震传播稳定性降低，系统趋于无序状态。该研究讨论了流量对爆震波稳定性的影响，并探索了非线性时间序列分析在旋转爆震稳定性研究中的应用，为复杂工况下爆震波稳定性判断提供了方法参考。     

超声速横向射流三维流场结构特征

为了研究超声速燃烧室内燃料与空气快速掺混过程的流场特性，基于可压缩Navier-Stokes方程，采用大涡模拟方法和高精度WENO-TCD混合格式对来流马赫数为2.68，喷压比为36的超声速横向射流流场结构进行数值研究。数值结果清晰描述了超声速主流与横向射流相互作用过程的流场结构特征，得到了三维激波形态的演变规律以及它们在强化混合过程中的作用。另外，因桶形激波背风面低压区处的斜压效应，射流气体在桶形激波背风面形成一对螺旋向上的反向涡对，反向涡对的卷吸作用诱导进入壁面边界层的主流向上运动，形成冲击射流。冲击射流以v=557m/s的法向速度向上冲击桶形激波背风面，因而在桶形激波背风面留下类三角锥面凹痕。     

小展弦比飞翼标模非定常流动及自由摇滚特性

小展弦比飞翼布局是中国新型战斗机布局的选择之一，其动态特性尤为重要。针对小展弦比飞翼标模在较大攻角下出现的非定常流动与自由摇滚现象，采用延迟脱体涡模拟（DDES）方法以及动力学模态分解（DMD）方法研究了飞翼标模在Ma=0.6下的非定常流动特性、脉动压力特性、自由摇滚特性，分析运动失稳机理，探索失稳运动控制方法。研究表明：飞翼标模大攻角下非定常流动特性主要体现为，头部发展的集中涡、涡破裂、螺旋波流动结构，其中旋涡破裂点以St=0.12～0.23的频率沿涡轴振荡，螺旋波频率在St=1.16～2.33范围内。数值模拟获得的飞翼标模自由摇滚特征与风洞试验吻合较好，摇滚运动出现在俯仰角24.5°～26°，滚转角平衡位置为28°。对摇滚机理的研究发现，背风侧的集中涡流动与迎风侧的分离流动相互“博弈”是摇滚运动发生与维持的物理机制。上扰流板打开30°时，对自由摇滚运动控制效果不明显，外侧副翼向下打开30°时，自由摇滚现象能够得到较好的抑制。     

螺旋桨旋转方向对飞机俯仰力矩特性的影响

为了找到一种改善低平尾涡桨飞机中小迎角下纵向静稳定度的方法，采用数值模拟手段研究了螺旋桨旋转方向对飞机俯仰力矩特性的影响。基于动态面搭接网格技术和非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程，首先对某T尾双发涡桨飞机进行了计算，验证了方法的精度和可靠性，然后对同向旋转（CO）、对转-内侧上洗（CNIU）和对转-外侧上洗（CNOU）3种低平尾涡桨飞机构型开展了数值模拟，分析了各构型的俯仰力矩变化特点及流场细节。研究结果表明：对于常见的CO构型，在小迎角下由于平尾整体效率降低，飞机的俯仰力矩曲线斜率较无动力构型大幅度下降；在小迎角下，CO构型左侧平尾的效率几乎丧失，但右侧平尾却具有良好的效率；CO构型左右两侧平尾的效率呈现巨大差异的主要原因在于两侧平尾当地的下洗梯度不同；3个构型中，CNOU构型的俯仰力矩特性最差，CNIU构型在整个中小迎角范围内都能保持良好的俯仰力矩特性。     

某型飞机机翼液压管路优化设计与分析

针对某支线飞机试飞过程中机翼液压管路的故障问题展开分析研究,给出了排除故障的办法,对这部分管路进行了优化设计,并对相似机型的管路设计进行了对比分析,提出了机翼后缘导管设计的注意事项.     

旋转桨叶表面压力反演试验

为了验证旋转桨叶表面压力的反演计算方法，搭建了旋转桨叶表面压力反演试验平台，对一套二叶螺旋桨的表面压力开展了反演试验。通过传声器阵列测量螺旋桨的远场噪声，利用Kulite压力传感器和离线式采集器测量桨叶表面的静压，并与计算结果进行对比。结果表明：在所研究的工况范围内，计算结果与试验结果吻合较好，趋势基本一致；其中两个测点的试验结果与计算结果误差在1%以内，精度很高；另两个测点的对比差值较大，主要是压力传感器安装工艺误差所导致的。